RU2620359C9 - Method for determining aircraft position with respect to runway at landing and system for its implementation - Google Patents
Method for determining aircraft position with respect to runway at landing and system for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2620359C9 RU2620359C9 RU2016122215A RU2016122215A RU2620359C9 RU 2620359 C9 RU2620359 C9 RU 2620359C9 RU 2016122215 A RU2016122215 A RU 2016122215A RU 2016122215 A RU2016122215 A RU 2016122215A RU 2620359 C9 RU2620359 C9 RU 2620359C9
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- frequency
- signals
- beacon
- antenna
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S1/00—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith
- G01S1/02—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith using radio waves
- G01S1/08—Systems for determining direction or position line
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S1/00—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith
- G01S1/02—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith using radio waves
- G01S1/08—Systems for determining direction or position line
- G01S1/14—Systems for determining direction or position line using amplitude comparison of signals transmitted simultaneously from antennas or antenna systems having differently oriented overlapping directivity-characteristics
- G01S1/16—Azimuthal guidance systems, e.g. system for defining aircraft approach path, localiser system
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
- G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
- G01S13/91—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for traffic control
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
- G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
- G08G5/02—Automatic approach or landing aids, i.e. systems in which flight data of incoming planes are processed to provide landing data
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Description
Изобретения относятся к навигации, а именно, к способам определения положения летательного аппарата (ЛА) относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП) и системам их осуществления.The invention relates to navigation, and in particular, to methods for determining the position of the aircraft (LA) relative to the runway (runway) and systems for their implementation.
Уровень техникиState of the art
Известен пеленгационный способ определения положения ЛА, который заключается в излучении с борта ЛА сигнала частотой ƒо, принимаемого на поверхности земли на две антенны пеленгатора, отстоящие друг от друга на расстоянии измерительной базы b и измерении разность фаз ΔΨ принимаемого сигнала. Вследствие разности путей распространения сигнала от антенны бортового радиомаяка до антенн наземного пеленгатора возникает различие во времени его приема, которое при значительном удалении ЛА от измерительной базы пеленгатора на частоте сигнала пропорционально косинусу направляющего угла α между линией измерительной базы и линией визирования ЛА. Величину фазового сдвига принимаемых пеленгатором сигналов определяют по формуле:There is a known direction-finding method for determining the position of an aircraft, which consists in emitting a signal with a frequency ƒ о received from an aircraft on a surface of the earth onto two direction-finding antennas spaced apart from each other at a distance of the measuring base b and measuring the phase difference ΔΨ of the received signal. Due to the difference in the signal propagation paths from the antenna of the airborne beacon to the antennas of the ground direction finder, a difference in the time of its reception arises, which, when the aircraft is significantly removed from the measuring base of the direction finder, is proportional to the cosine of the guiding angle α between the measurement base line and the line of sight of the aircraft. The magnitude of the phase shift received by the direction finder signals is determined by the formula:
где с=3⋅108 м/с - скорость распространения радиосигнала: Бычков С.И., Лукьянов Д.П., Назимов Е.Н., Олянюк П.В., Сергеев Н.К., Шебшаевич B.C., Юрков Ю.А. «Космические радиотехнические комплексы». Сов. радио, 1967; стр. 130-134.where c = 3⋅10 8 m / s is the propagation speed of the radio signal: Bychkov S.I., Lukyanov D.P., Nazimov E.N., Olyanjuk P.V., Sergeev N.K., Shebshaevich VS, Yurkov Yu .BUT. "Space radio engineering complexes." Owls radio, 1967; p. 130-134.
Известно, что при условии полета ЛА по траектории, направленной перпендикулярно линии базы пространственного разнесения двух пеленгаторов и проходящей через центр базы достигают наивысшую точность определения положения ЛА: A.M. Знаменская, В.В. Цыплаков, В.П. Шведов «Метрологическое обеспечение летных исследований. Аппаратура и системы измерений для летных исследований и испытаний» в научно-техническом сборнике «Летные исследования и испытания. Фрагменты истории и современное состояние». Машиностроение, 1993 г., с. 225-227. Рис. 14а «Характеристики точности измерения пеленгационным методом». Система, в которой реализован пеленгационный способ определения положения ЛА, состоит из радиомаяка, установленного на борту ЛА, и двух наземных пеленгаторов, у которых радионавигационные точки (РНТ) положения центров антенных систем отдалены друг от друга на величину базы системы. Бортовой радиомаяк содержит передатчик с антенной, излучающей немодулированный непрерывный сигнал. Каждый пеленгатор в упрощенном виде содержит антенную систему, состоящую из четырех антенн, два двухканальных радиоприемника и два измерителя разности фаз. Антенны каждого пеленгатора установлены в углах квадрата, диагоналями которого являются измерительные базы по осям X и Z пеленгатора. Пара антенн, соответствующая оси X или оси Z пеленгатора подключена к входам своего двухканального приемника, к выходам которого подключен измеритель разности фаз. Таким образом, на земле в двух РНТ расположения антенных систем пеленгаторов принимают сигнал радиомаяка на четыре пары антенн, соответствующих осям X и Z двух пеленгаторов, и измеряют четыре разности фаз. Каждая измеренная разность фаз сигнала пропорциональна направляющему косинусу положения ЛА относительно соответствующей оси X или оси Z соответствующего пеленгатора. Измеряемые четыре направляющие косинуса положения ЛА совместно с величиной базы системы используют для определения положения ЛА в пространстве в прямоугольной системе координат. Недостатком способа является невозможность получения навигационной информации на борту ЛА.It is known that, provided the aircraft is flying along a trajectory directed perpendicular to the line of the spatial separation base of two direction finders and passing through the center of the base, the highest accuracy in determining the position of the aircraft is achieved: A.M. Znamenskaya, V.V. Tsyplakov, V.P. Shvedov “Metrological support of flight research. Equipment and measurement systems for flight research and testing ”in the scientific and technical collection“ Flight research and testing. Fragments of history and current status. " Engineering, 1993, p. 225-227. Fig. 14a "Characteristics of the accuracy of the measurement by direction finding method." A system that implements a direction finding method for determining the position of an aircraft consists of a beacon installed on board the aircraft and two ground direction finders, in which the radio navigation points (RNT) of the centers of the antenna systems are distant from each other by the size of the base of the system. The on-board radio beacon contains a transmitter with an antenna emitting an unmodulated continuous signal. Each direction finder in a simplified form contains an antenna system consisting of four antennas, two two-channel radios and two phase difference meters. The antennas of each direction finder are installed in the corners of the square, the diagonals of which are the measuring bases along the X and Z axes of the direction finder. A pair of antennas corresponding to the X axis or Z axis of the direction finder is connected to the inputs of its two-channel receiver, to the outputs of which a phase difference meter is connected. Thus, on the ground in two RNTs, the locations of the antenna systems of direction finders receive a beacon signal to four pairs of antennas corresponding to the X and Z axes of the two direction finders, and four phase differences are measured. Each measured phase difference of the signal is proportional to the directing cosine of the aircraft position relative to the corresponding X axis or Z axis of the corresponding direction finder. The measured four guides of the cosine of the position of the aircraft together with the magnitude of the base of the system are used to determine the position of the aircraft in space in a rectangular coordinate system. The disadvantage of this method is the inability to obtain navigation information on board the aircraft.
Известно устройство для определения местоположения и углов ориентации ЛА относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП), включающее два разнесенных в пространстве одинаковых лазерных маяка с известными координатами, установленных вдоль ВПП на полосах безопасности, обеспечивающих формирование области излучения посадочной траектории, и содержащее на борту ЛА два разнесенных оптико-локационных блока, выполненных в виде объектива и фоточувствительной матрицы и вычислитель, включающий модуль обработки оцифрованного изображения лазерных маяков, модуль вычисления координат маяков, модуль вычисления матрицы направляющих косинусов и модуль вычисления координат ЛА, где путем вычислений определяют координаты двух маяков, углы ориентации ЛА относительно ВПП, матрицу направляющих косинусов, координаты ЛА относительно ВПП: горизонтальную дальность до точки касания, высоту полета, боковое отклонение от оси ВПП: патент на изобретение RU №2378664 С1. Недостатком устройства является его непригодность при посадке ЛА в условиях плохой видимости при тумане, дожде, снегопаде, задымлении.A device is known for determining the location and orientation angles of an aircraft relative to the runway (runway), including two equally spaced laser beacons with known coordinates installed along the runway in the security bands, providing the formation of the radiation region of the landing path, and containing on board the aircraft two spaced optical-location blocks made in the form of a lens and a photosensitive matrix and a calculator, including a module for processing digitized laser images beacons, module for calculating coordinates of beacons, module for calculating the matrix of guiding cosines and module for calculating coordinates of aircraft, where the coordinates of two beacons, orientation angles of the aircraft relative to the runway, matrix of guiding cosines, coordinates of the aircraft relative to the runway: horizontal distance to the point of contact, altitude, lateral deviation from the axis of the runway: patent for invention RU No. 2378664 C1. The disadvantage of this device is its unsuitability for landing aircraft in conditions of poor visibility during fog, rain, snowfall, smoke.
Известен фазовый разностно-дальномерный способ определения положения ЛА относительно наземного радиомаяка, заключающийся в излучении когерентных сигналов антенной системой радиомаяка, содержащей две антенны, разнесенные друг от друга на расстояние измерительной базы, приеме на борту ЛА излучаемых радиомаяком сигналов, преобразовании их по частоте и измерении их разности фаз, которая пропорциональна разности путей распространения сигналов от антенн радиомаяка до бортовой антенны ЛА, где, для достижения когерентности излучаемых радиомаяком сигналов, сигналы синхронизируют по частоте тем, что устанавливают между частотами их излучения целочисленное соотношение, и согласовывают их по фазе тем, что фазу сигнала гетеродина одного передатчика радиомаяка согласовывают с фазой сигнала гетеродина другого передатчика, при этом измеряемая разность фаз является параметром гиперболоида вращения относительно измерительной базы радиомаяка, ограниченной фокусами в РНТ размещения антенн радиомаяка, где надземная часть поверхности гиперболоида вращения является местом положения ЛА: С.И. Бычков, Д.П. Лукьянов, Е.Н. Назимов, П.В. Олянюк, Н.К. Сергеев, B.C. Шебшаевич, Ю.А. Юрков «Космические радиотехнические комплексы». Сов. радио, 1967 г., с. 125-127. Недостатком способа является гиперболическая кривизна линии положения.There is a phase difference-range measuring method for determining the position of an aircraft relative to a ground beacon, which consists in emitting coherent signals by an antenna system of a beacon containing two antennas spaced apart from each other by the distance of the measuring base, receiving signals emitted by the beacon from the aircraft, converting them in frequency and measuring them phase difference, which is proportional to the difference of the signal propagation paths from the beacon antennas to the aircraft’s onboard antenna, where, to achieve coherence of the radiated by a beacon of signals, the signals are synchronized in frequency by establishing an integer relation between their radiation frequencies and matching them in phase so that the phase of the local oscillator signal of one transmitter of the radio beacon is matched with the phase of the local oscillator signal of the other transmitter, and the measured phase difference is a parameter of the rotation hyperboloid relative to of the measuring base of the beacon, limited by the foci in the PHT of the placement of the antennas of the beacon, where the aerial part of the surface of the rotation hyperboloid is the position Menia LA: S.I. Bychkov, D.P. Lukyanov, E.N. Nazimov, P.V. Olyanyuk, N.K. Sergeev, B.C. Shebshaevich, Yu.A. Yurkov "Space Radio Engineering Complexes". Owls radio, 1967, p. 125-127. The disadvantage of this method is the hyperbolic curvature of the position line.
Предлагаемые изобретения направлены на достижение технического результата, заключающегося в возможности определять на борту ЛА его пространственное положение относительно ВПП и отображать экипажу в реальном масштабе времени параметры этого положения, а также в возможности использовать их для автоматизации посадки ЛА.The present invention is aimed at achieving a technical result consisting in the ability to determine its spatial position relative to the runway on board the aircraft and display the parameters of this position in real time to the crew, as well as the ability to use them to automate aircraft landing.
Для получения указанного технического результата в предлагаемом способе определения положения ЛА относительно ВПП при посадке, включающем излучение когерентных сигналов антенной системой наземного радиомаяка, содержащей антенны, разнесенные друг от друга на расстояние измерительной базы, приеме радиоприемником на борту ЛА сигналов наземного радиомаяка, преобразовании сигналов по частоте и измерении их разности фаз, которая пропорциональна разности путей распространения сигналов от антенн радиомаяка до бортовой антенны ЛА, а ее значение является параметром гиперболоида вращения относительно измерительной базы радиомаяка, надземная часть поверхности которого является местом положения ЛА, антенную систему радиомаяка формируют из двух взаимно ортогональных между собой измерительных баз, в состав которой дополнительно включают общую центральную антенну О, установленную в точке О, а четыре периферийные антенны Вх, Нх и Вz, Hz устанавливают от центральной антенны О на базовых расстояниях bвx, bнх и bвz, bнz соответственно в точках Вх, Нх оси X и в точках Bz, Hz оси Z, которые принадлежат измерительным базам радиомаяка. Когерентность сигналов радиомаяка осуществляют посредством модуляции тональными сигналами частотой Fx и Fz радиосигнала частотой ƒ. Отделяют посредством фильтров друг от друга полученные пять компонент модулированного сигнала, которые направляют на пять одинаковых антенн: на антенны, установленные в точках Вх и Нх, направляют соответственно высокочастотный (на верхней боковой частоте ƒвx=ƒ+Fx) сигнал а вх и низкочастотный (на нижней боковой частоте ƒнх=ƒ-Fx) сигнал а нх, на антенну, установленную в точке О, направляют опорный (на несущей частоте ƒо=ƒ) сигнал а о, на антенны, установленные в точках Bz и Hz, направляют соответственно высокочастотный (на верхней боковой частоте ƒвz=ƒ+Fz) сигнал а вz и низкочастотный (на нижней боковой частоте ƒнz=ƒ-Fz) сигнал а нz. Излучаемые антенной системой радиомаяка сигналы принимают антенной бортового радиоприемника ЛА, на борту ЛА сигналы посредством фильтров отделяют друг от друга, одну пару сигналов: высокочастотный на частоте ƒвx и опорный на частоте ƒо преобразовывают в один сигнал на частоте (ƒвх-ƒо) с фазовым сдвигом, содержащим изменяющуюся во времени фазу тонального сигнала (2π⋅Fx⋅t+Фх) и постоянный фазовый сдвиг, пропорциональный разности путей распространения сигналов от антенн радиомаяка до антенны ЛА, другую пару сигналов: опорный на частоте ƒо и низкочастотный на частоте ƒнх преобразовывают в другой сигнал на частоте (ƒo-ƒнx) с подобным фазовым сдвигом. Измеряют разность фаз ΔΨх преобразованных сигналов, которая равна разности разностей фазовых сдвигов пар сигналов а вх и а о, а о и а нх, полученных ими при распространении от соответствующих антенн радиомаяка до бортовой антенны ЛА, при этом в дальней зоне радиомаяка поверхность гиперболоида местоположения ЛА асимптотически "вырождается" в боковую поверхность конуса вращения, исходящую из радионавигационной точки (РНТ) размещения центральной антенны О, образующая которого является прямой визирования ЛА с углом αх, отсчитываемым от оси X, где надземная часть боковой поверхности конуса вращения является местом положения ЛА, при этом значение направляющего косинуса боковой поверхности конуса определяют по формуле:To obtain the technical result in the proposed method for determining the position of the aircraft relative to the runway during landing, which includes emitting coherent signals by the antenna system of a ground beacon, containing antennas spaced apart from each other by the distance of the measuring base, receiving by a radio receiver on board an aircraft of a ground beacon signals, converting signals in frequency and measuring their phase difference, which is proportional to the difference in the signal propagation paths from the beacon antennas to the aircraft’s onboard antenna, and its the value is a parameter of the hyperboloid of rotation relative to the measuring base of the beacon, the aerial part of the surface of which is the position of the aircraft, the antenna system of the beacon is formed from two mutually orthogonal to each other measuring bases, which additionally include a common central antenna O installed at point O, and four peripheral the antennas B x , H x and B z , H z are installed from the central antenna O at the base distances b in x , b nx and b bz , b nz respectively at points B x , H x of the X axis and points B z , H z of the axis Z, to which belong to the measuring bases of the beacon. The coherence of the beacon signals is carried out by modulation with tonal signals of frequency F x and F z of the radio signal of frequency ƒ. Separated by filters from each other obtained five components of the modulated signal which is sent to five identical antennas in the antenna set at points x and N x, directed respectively high (on the upper side frequency ƒ Bx = ƒ + F x) signal and Rin and low-frequency (at the lower lateral frequency ƒ нх = ƒ-F x ) signal а нх , to the antenna installed at point О, send a reference (at the carrier frequency ƒ о = ƒ) signal а о , to the antennas installed at points B z and H z direct respectively high-frequency (on the upper side frequency ƒ bz = ƒ + F z ) signal a bz and low-frequency (at the lower lateral frequency ƒ нz = ƒ-F z ) signal a bz . The signals emitted by the antenna system of the beacon are received by the antenna of the aircraft’s onboard radio receiver, onboard the aircraft, the signals are separated from each other by filters, one pair of signals: the high-frequency at a frequency of и in and the reference at a frequency of ƒ о are converted into one signal at a frequency (ƒ I- ƒ o ) with a phase shift containing the time-varying phase of the tone signal (2π⋅F x ⋅t + Ф х ) and a constant phase shift proportional to the difference in the propagation paths of the signals from the beacon antennas to the aircraft antenna, another pair of signals: reference at the frequency ƒ o and low-frequency at a frequency of ƒ nx are converted into another signal at a frequency (ƒ o -ƒ nx ) with a similar phase shift. The phase difference ΔΨ x of the converted signals is measured, which is equal to the difference of the phase shifts of the pairs of signals a in and a about , and o and a nx received by them when propagating from the corresponding beacon antennas to the airborne antenna of the aircraft, while in the far zone of the beacon, the surface of the location hyperboloid LA asymptotically 'degenerates "in a lateral surface of the cone rotation emanating from the radionavigation point (RNT) placing the center O of the antenna, whose generatrix is a straight line of sight from the aircraft's angle α measured from a and X, wherein the elevated portion of the side surface of a cone of revolution is a place aircraft position, wherein the guide value of the cosine taper is determined by the formula:
cos αх=ΔΨx⋅c/2π⋅(ƒвx⋅bвx-ƒнх⋅bнх),cos α x = ΔΨ x ⋅c / 2π⋅ (ƒ bx ⋅b bx -ƒ nx ⋅b nx ),
где с - скорость распространения радиосигнала,where c is the propagation speed of the radio signal,
подобным образом формируют и определяют направляющий косинус для оси Z по формуле:In this way, the guiding cosine for the Z axis is formed and determined by the formula:
cos αz=ΔΨz⋅c/2π⋅(ƒвz⋅bвz-ƒнz⋅bнz),cos α z = ΔΨ z ⋅c / 2π⋅ (ƒ вz ⋅b вz -ƒ нz ⋅b нz ),
При этом пересечение боковых поверхностей конусов местоположения ЛА, определенных направляющими косинусами cos αх и cos αz, является линией визирования ЛА из центра антенной системы радиомаяка. Для определения на борту ЛА его положения в пространстве относительно взлетно-посадочной полосы дополнительно излучают сигналы антенной системой второго радиомаяка, при этом радиомаяки различают между собой частотой радиосигнала ƒo, которая для каждого радиомаяка является его идентификатором, оба радиомаяка устанавливают в районе точки приземления ЛА на взлетно-посадочной полосе по разные стороны от ее оси, симметрично относительно ее оси на базовом удалении друг от друга Б, по результатам определения на борту ЛА четырех направляющих косинусов, формируемых обоими радиомаяками, и знания базового размера системы посадки определяют в системе координат ВПП точку пересечения линий визирования ЛА из центров антенных систем радиомаяков, являющуюся точкой местонахождения ЛА относительно ВПП, затем вычисляют прямоугольные координаты положения ЛА относительно точки приземления ЛА на ВПП, которые преобразовывают в необходимые экипажу навигационные элементы полета ЛА при посадке: боковое отклонение ЛА от оси ВПП, дальность до точки приземления ЛА на ВПП, высоту и скорость полета ЛА, его текущую глиссаду, скорость снижения ЛА, которые отображают в удобной экипажу форме на дисплее ЛА.In this case, the intersection of the side surfaces of the cones of the location of the aircraft defined by the direction cosines cos α x and cos α z is the line of sight of the aircraft from the center of the antenna system of the beacon. To determine onboard the aircraft its position in space relative to the runway, the signals are additionally emitted by the antenna system of the second beacon, while the beacons distinguish between themselves the frequency of the radio signal ƒ o , which for each beacon is its identifier, both beacons are installed in the vicinity of the aircraft's landing point at the runway on different sides of its axis, symmetrically about its axis at a basic distance from each other B, according to the results of determining four guides on board the aircraft x cosines formed by both beacons, and knowledge of the basic size of the landing system determines in the coordinate system of the runway the point of intersection of the line of sight of the aircraft from the centers of the antenna systems of the beacons, which is the location point of the aircraft relative to the runway, then the rectangular coordinates of the position of the aircraft relative to the point of landing of the aircraft on the runway are calculated, which convert the navigation elements of the flight of the aircraft when landing necessary for the crew: lateral deviation of the aircraft from the axis of the runway, range to the point of landing of the aircraft on the runway, altitude and speed Oleta aircraft, its current glideslope, aircraft speed reduction, which is displayed in a convenient form for the crew of aircraft display.
Кроме того, для условий применения радиомаяка с углами αх и αz ∈ [0°, 180°], измеряемыми относительно осей X и Z радиомаяка и отсчитываемыми в разностях фаз сигналов ΔΨ∈[π/2, -π/2], при заданной частоте радиосигнала ƒ и частотах тональных сигналов Fx и Fz, а также заданных геометрических размерах баз антенной системы bнх и bнz, геометрические размеры баз bвх и bвz определяют по формулам:In addition, for the conditions of use of the beacon with angles α x and α z ∈ [0 °, 180 °], measured relative to the X and Z axes of the beacon and counted in the phase differences of the signals ΔΨ∈ [π / 2, -π / 2], at the given frequency of the radio signal ƒ and the frequencies of the tonal signals F x and F z , as well as the given geometric dimensions of the bases of the antenna system b nx and b nz , the geometric dimensions of the bases b I and b bz are determined by the formulas:
и . and .
Для достижения названного технического результата в предлагаемой системе для определения положения ЛА относительно ВПП при посадке, содержащей радиомаяки, установленные на аэродроме вблизи ВПП в точках с известными координатами и установленные на борту ЛА блоки регистрации излучений радиомаяков, вычислитель, содержащий модуль вычисления матрицы направляющих косинусов и модуль вычисления координат ЛА, два наземных радиомаяка устанавливают в районе точки приземления ЛА на ВПП по разные стороны от ее оси, симметрично относительно ее оси, на известном базовом расстоянии друг от друга, на борту ЛА устанавливают пеленгатор. Каждый радиомаяк содержит генератор радиосигнала, частота ƒo которого является идентификатором радиомаяка, два генератора тонального сигнала, частоты Fx и Fz которых являются идентификаторами осей X и Z радиомаяка, два модулятора, пять избирательных фильтров, пять усилителей мощности, которые организовывают в каналы формирования сигналов по осям X и Z и канал формирования опорного сигнала, и антенную систему, состоящую из пяти одинаковых антенн Вх, Bz, О, Нх, Hz, из которых антенну О устанавливают в центре антенной системы, а антенны Вх, Вz, Нх, Нz устанавливают по периферии относительно антенны О так, что линия размещения антенн Вх, О, Нх ортогональна линии размещения антенн Bz, О, Hz, при этом антенны Вх и Нх отстоят от антенны О на расстояниях bвх, bнх измерительной базы ВxНx, антенны Bz и Hz отстоят от антенны О на расстояниях bвz, bнz измерительной базы BzHz, где каждой измерительной базе принадлежит базисный вектор, определяющий направление оси X или оси Z радиомаяка, относительно которого производят измерение углового положения ЛА. При этом входы модуляторов соединяют с выходом генератора радиосигнала и с выходами генераторов тональных сигналов, где для отделения друг от друга компонент модулированных сигналов выходы модуляторов соединяют с входами избирательных фильтров: высокочастотных (на верхних боковых частотах ƒвх, ƒвz) сигналов и низкочастотных (на нижних боковых частотах ƒнx, ƒнz) сигналов осей X и Z, а вход избирательного фильтра опорного (на несущей частоте ƒo) сигнала соединяют с выходом генератора радиосигнала, где выходы избирательных фильтров соединяют с входами усилителей мощности, выходы которых соединяют с антеннами Нх, Нz, О, Вх, Bz. Оба радиомаяка излучением их антенных систем связывают с антенной радиоприемника бортового пеленгатора ЛА. Бортовой пеленгатор ЛА содержит радиоприемник сигналов радиомаяков, десять полосовых избирательных фильтров, восемь преобразователей частоты, восемь фильтров разностной частоты, четыре измерителя разности фаз, которые организовывают по принадлежности радиомаяков в два тракта, каждый из которых организовывают в каналы формирования сигналов по осям X и Z и канал формирования опорного сигнала, где при формировании сигналов по осям X и Z канал опорного сигнала является общим, и вычислитель с дисплеем. При этом выход радиоприемника бортового пеленгатора в каждом тракте соединяют с входами избирательных фильтров опорного (на несущей частоте ƒo) сигнала, двух высокочастотных (на верхних боковых частотах ƒвх и ƒвz) сигналов и двух низкочастотных (на нижних боковых частотах ƒнх и ƒнz) сигналов по принадлежности каналам формирования сигналов по оси X и по оси Z радиомаяка. При этом в канале формирования сигналов по оси X выход высокочастотного и низкочастотного избирательных фильтров вместе с выходом избирательного фильтра опорного сигнала попарно подключают к входу преобразователя частоты для преобразования сигналов: высокочастотного на частоте ƒвх и опорного на частоте ƒo в один сигнал с фазовым сдвигом на частоте (ƒвх-ƒо), опорного на частоте ƒo и низкочастотного на частоте ƒнх в другой сигнал с фазовым сдвигом на частоте (ƒo-ƒнх), где выходы преобразователей частоты через фильтры разностной частоты подключают к входам измерителя разности фаз, выход которого связывают с входом вычислителя. Подобным образом в канале формирования сигналов по оси Z формируют сигналы на частотах (ƒвz-ƒo) и (ƒo-ƒнz), которые подают через фильтры разностной частоты на входы измерителя разности фаз, выход которого связывают со вторым входом вычислителя. Аналогично устраивают и подключают к вычислителю второй тракт бортового пеленгатора.To achieve the named technical result in the proposed system for determining the position of the aircraft relative to the runway during landing, containing radio beacons installed at the aerodrome near the runway at points with known coordinates and radio beacons radiation registration units installed on board the aircraft, a calculator containing a module for calculating the matrix of directional cosines and a module calculating the coordinates of the aircraft, two ground beacons are installed in the area of the aircraft touchdown point on the runway on opposite sides of its axis, symmetrically with respect to its and, at a certain distance of the base from each other, the direction finder mounted on board the aircraft. Each beacon contains a radio signal generator, the frequency ƒ o of which is the identifier of the beacon, two tone generators, the frequencies F x and F z of which are identifiers of the X and Z axes of the beacon, two modulators, five selective filters, five power amplifiers, which organize into channels of formation signals along the X and Z axes and the channel for generating the reference signal, and the antenna system consisting of five identical antennas B x , B z , O, H x , H z , of which the antenna O is installed in the center of the antenna system, and the antennas B x , In z , H x , H z are installed at the periphery relative to the antenna O so that the antenna line B x , O, H x is orthogonal to the antenna line B z , O, H z , while the antennas B x and H x are separated from the antenna O by the distances b in , b nx of the measuring base B x H x , the antennas B z and H z are separated from the antenna O at the distances b bz , b nz of the measuring base B z H z , where each measuring base contains a base vector that determines the direction of the X axis or the Z axis of the beacon relative to which the angular position of the aircraft is measured. In this case, the inputs of the modulators are connected to the output of the radio signal generator and to the outputs of the tone signal generators, where, to separate the component of the modulated signals, the outputs of the modulators are connected to the inputs of the selective filters: high-frequency (at the upper side frequencies ƒ in , ƒ bz ) signals and low-frequency (at lower lateral Hx frequencies ƒ, ƒ HZ) signals axes X and Z, and the input selective filter support (carrier frequency ƒ o) signal is connected to the radio signal generator output, wherein the outputs of filters polling Comm nyayut inputs to amplifiers whose outputs are coupled to antennas H x H z, O x, B z. Both beacons by radiation of their antenna systems are connected with the antenna of the radio receiver of the aircraft direction finder. The aircraft’s direction finder contains a radio receiver of beacon signals, ten band-pass selective filters, eight frequency converters, eight differential frequency filters, four phase difference meters, which are organized by the accessories of the beacons in two paths, each of which is organized into signal generation channels along the X and Z axes and a channel for generating a reference signal, where when generating signals along the X and Z axes, the channel for the reference signal is common, and a computer with a display. In this case, the output of the onboard direction finder radio receiver in each path is connected to the inputs of the selective filters of the reference signal (at the carrier frequency ƒ o ), two high-frequency (at the upper side frequencies ƒ I and ƒ Bz ) signals and two low-frequency (at the lower side frequencies ƒ nx and ƒ hz ) signals by belonging to the signal generation channels along the X axis and along the Z axis of the beacon. At the same time, in the channel for generating signals along the X axis, the output of the high-frequency and low-frequency selective filters together with the output of the selective filter of the reference signal are connected in pairs to the input of the frequency converter to convert the signals: high-frequency at a frequency of ƒ I and reference at a frequency of ƒ o into one signal with a phase shift of frequency (ƒ Rin -ƒ o) at the reference frequency and low frequency ƒ o at frequency ƒ Hx into another signal with the phase shift at a frequency (ƒ o -ƒ Hx), wherein the frequency converters outputs difference through filters often s are connected to the inputs of the phase difference meter whose output is linked to the input of the calculator. Similarly, in the signal generation channel along the Z axis, signals are generated at frequencies (ƒ bz -ƒ o ) and (ƒ o -ƒ nz ), which are fed through the difference frequency filters to the inputs of the phase difference meter, the output of which is connected to the second input of the calculator. A second path of the direction finder is arranged and connected to the calculator in a similar way.
В вычислителе по результатам определения на борту ЛА четырех направляющих косинусов, формируемых обоими радиомаяками, и знании величины базового расстояния между радиомаяками, вычисляют прямоугольные координаты положения ЛА относительно точки приземления ЛА на ВПП и определяют пространственное положение ЛА относительно ВПП, отображают на дисплее в реальном масштабе времени экипажу боковое отклонение ЛА от оси ВПП, дальность до точки приземления ЛА на ВПП, высоту и скорость полета ЛА, его текущую глиссаду, скорость снижения ЛА.In the computer, according to the results of determining on the aircraft on board four directing cosines formed by both beacons, and knowing the base distance between the beacons, calculate the rectangular coordinates of the position of the aircraft relative to the landing point of the aircraft on the runway and determine the spatial position of the aircraft relative to the runway, display on the display in real time crew lateral deviation of the aircraft from the axis of the runway, range to the point of touchdown of the aircraft on the runway, altitude and speed of flight of the aircraft, its current glide path, speed of descent of the aircraft.
Предлагаемые изобретения иллюстрированы чертежами, на которых изображены:The proposed invention is illustrated by drawings, which depict:
на фиг. 1 функциональная блок-схема устройства системы посадки, где:in FIG. 1 functional block diagram of the device landing system, where:
1, 1а - первый и второй наземные радиомаяки;1, 1a - the first and second ground beacons;
2 - генератор тонального сигнала;2 - tone generator;
3 - генератор радиосигнала;3 - radio signal generator;
4 - модулятор;4 - modulator;
5 - избирательный фильтр высокочастотного сигнала (на верхней боковой частоте);5 - selective filter of a high-frequency signal (at the upper side frequency);
6 - избирательный фильтр опорного сигнала (на несущей частоте):6 - selective filter of the reference signal (at the carrier frequency):
7 - избирательный фильтр низкочастотного сигнала (на нижней боковой частоте);7 - selective filter of the low-frequency signal (at the lower side frequency);
8 - усилитель мощности;8 - power amplifier;
9 - канал формирования сигналов по оси X;9 - channel signal generation along the X axis;
10 - канал формирования опорного сигнала;10 - channel forming the reference signal;
11 - канал формирования сигналов по оси Z;11 - channel signal generation along the Z axis;
12 - антенная система радиомаяка с антеннами Вх, Вz, О, Нх, Hz;12 - antenna system of a beacon with antennas B x , B z , O, H x , H z ;
13 - бортовой пеленгатор;13 - side direction finder;
14 - радиоприемник;14 - a radio receiver;
15 - избирательный фильтр высокочастотного сигнала (на верхней боковой частоте);15 - selective filter of a high-frequency signal (at the upper side frequency);
16 - избирательный фильтр опорного сигнала (на несущей частоте);16 - selective filter of the reference signal (at the carrier frequency);
17 - избирательный фильтр низкочастотного сигнала (на нижней боковой частоте);17 - selective filter of the low-frequency signal (at the lower side frequency);
18 - преобразователь частоты сигнала;18 - signal frequency converter;
19 - фильтр разностной частоты;19 - differential frequency filter;
20 - измеритель разности фаз;20 - phase difference meter;
21, 21а - тракты формирования измерений по сигналам первого и второго радиомаяков;21, 21a - paths for the formation of measurements by the signals of the first and second beacons;
22 - канал формирования сигналов по оси X;22 - channel signal generation along the X axis;
23 - канал формирования опорного сигнала;23 - channel forming the reference signal;
24 - канал формирования сигналов по оси Z;24 - channel signal generation along the Z axis;
25 - сведения о размере базы системы;25 - information about the size of the system base;
26 - вычислитель с дисплеем.26 - computer with a display.
на фиг. 2 схема устройства антенной системы радиомаяка (вид сверху).in FIG. 2 diagram of the device of the antenna system of the beacon (top view).
на фиг. 3 схема формирования фазовых сдвигов сигналов антеннами оси X радиомаяка и измерения их на борту ЛА.in FIG. 3 diagram of the formation of phase shifts of the signals by the antennas of the X axis of the beacon and measuring them on board the aircraft
на фиг. 4 геометрия взаимосвязи навигационных параметров системы посадки: Б, αx1, αх2 с прямоугольными координатами Хс, Zc, Yc положения ЛА относительно ВПП.in FIG. 4 geometry of the relationship of the navigation parameters of the landing system: B, α x1 , α x2 with rectangular coordinates X s , Z c , Y c the position of the aircraft relative to the runway.
на фиг. 5 геометрия взаимосвязи навигационных параметров системы посадки: Б, αz1, αz2 с прямоугольными координатами Хс, Zc, Yc положения ЛА относительно ВПП.in FIG. 5 geometry of the relationship of the navigation parameters of the landing system: B, α z1 , α z2 with rectangular coordinates X c , Z c , Y c the position of the aircraft relative to the runway.
Предлагаемая система для определения положения ЛА относительно ВПП при посадке содержит (фиг. 1) два наземных радиомаяка 1, 1а и бортовой пеленгатор 13, установленный на борту ЛА. Каждый радиомаяк 1, 1а содержит генератор радиосигнала 3, частота ƒo которого является идентификатором радиомаяка, два генератора тонального сигнала 2, частоты Fx и Fz которых являются идентификаторами осей X и Z радиомаяка, два модулятора 4, пять избирательных фильтров: избирательный фильтр 5 высокочастотного сигнала (на верхней боковой частоте), избирательный фильтр 6 опорного сигнала (на несущей частоте), избирательный фильтр 7 низкочастотного сигнала (на нижней боковой частоте), пять усилителей мощности 8, которые организовывают в канал 9 формирования сигналов по оси X, канал 10 формирования опорного сигнала, канал 11 формирования сигналов по оси Z и антенную систему 12. Антенная система каждого радиомаяка 12 содержит пять одинаковых антенн Вх, Нх, О, Bz, Hz, из которых антенну О устанавливают в центре антенной системы, а антенны Вх, Нх и Bz, Hz устанавливают по периферии относительно антенны О так, что линия размещения антенн Вх, О, Нх и линия размещения антенн Вz, О, Hz взаимно ортогональны друг другу, являются осями X и Z радиомаяка, где каждой измерительной базе ВxНx и BzHz принадлежит свой базисный вектор, определяющий направление оси X или оси Z радиомаяка, относительно которой измеряют угловое положение ЛА, где периферийные антенны удалены от центральной антенны на расстояния bвх, bнх и bвz, bнz (фиг. 2). составляющие измерительные базы радиомаяка. Входы модулятора 4 соединяют с выходом генератора радиосигнала 3 и с выходом генератора тонального сигнала 2. Для отделения компонент модулированного сигнала друг от друга, полученных на выходе модуляторов, выход модулятора 4 в каждом канале 9 и 11 соединяют с входами избирательных фильтров: высокочастотных 5 (на верхней боковой частоте ƒвx, ƒвz) сигналов и низкочастотных 7 (на нижней боковой частоте ƒнх, ƒнz) сигналов, а вход избирательного фильтра опорного 6 (на несущей частоте ƒo) сигнала соединяют с выходом генератора радиосигнала 3. Каждый выход избирательных фильтров 5, 6, 7 соединяют через усилители мощности 8 с входами передающей антенной системы радиомаяка. Излучения двух радиомаяков 1, 1а принимают антенной радиоприемника 14, установленного на борту ЛА. Бортовой пеленгатор 13 содержит радиоприемник 14 с антенной и два тракта формирования измерений 21 и 21а по сигналам радиомаяков, в каждом тракте устанавливают пять полосовых избирательных фильтров по принадлежности сигналам, излучаемых антеннами, размещенными по осям X и Z радиомаяка: два избирательных фильтра 15 высокочастотного сигнала (на верхней боковой частоте), два избирательных фильтра 17 низкочастотного сигнала (на нижней боковой частоте), избирательный фильтр 16 опорного сигнала (на несущей частоте), четыре преобразователя частоты 18, четыре фильтра разностной частоты 19, два измерителя разности фаз 20, где содержимое каждого тракта организовывают в канал 22 формирования сигналов по оси X, канал 23 формирования опорного сигнала, канал 24 формирования сигналов по оси Z. В каждом тракте выходы радиоприемника 14 бортового пеленгатора 13 подключают к входам избирательных фильтров: опорного 16 (на несущей частоте ƒo) сигнала, двух высокочастотных 15 (на верхней боковой частоте ƒвx, ƒвz) сигналов и двух низкочастотных 17 (на нижней боковой частоте ƒнх, ƒнz) сигналов по принадлежности каналам 22 и 24 формирования сигналов по осям X и Z радиомаяка. В каждом канале формирования сигналов по оси X или по оси Z выходы высокочастотного 15 и низкочастотного 17 избирательных фильтров вместе с выходами избирательного фильтра 16 опорного сигнала попарно подключают к входам преобразователей частоты 18 для преобразования по частоте сигналов: высокочастотного и опорного в один сигнал с фазовым сдвигом на частоте (ƒвx-ƒo) или (ƒвz-ƒo), опорного и низкочастотного в другой сигнал с фазовым сдвигом на частоте (ƒo-ƒнх) или (ƒо-ƒнz). Выходы преобразователей частоты 18 через фильтры разностной частоты 19 соединяют с входами измерителя разности фаз 20 в каналах X и Z. выход каждого из которых в каждом тракте соединяют с входом вычислителя с дисплеем 26, где по результатам измерения на борту ЛА четырех направляющих косинусов и знание величины базового расстояния между двумя радиомаяками, вычисляют прямоугольные координаты положения ЛА относительно точки приземления ЛА на ВПП, которые преобразовывают в навигационные элементы полета ЛА: боковое отклонение ЛА от оси ВПП, дальность до точки приземления ЛА на ВПП, высоту и скорость полета ЛА, его текущую глиссаду, скорость снижения ЛА, отображаемые на экране дисплея в удобной экипажу форме или используемые для автоматической посадки ЛА.The proposed system for determining the position of the aircraft relative to the runway during landing contains (Fig. 1) two
Предлагаемый способ осуществляют в следующей последовательности.The proposed method is carried out in the following sequence.
На входы (фиг. 1) модулятора 4 радиомаяка 1 подают: с генератора 2 тональный сигнал sx=Sx⋅cos(Ωx⋅t+Фх), с генератора 3 подают радиосигнал а=A⋅cos(ω⋅t+ϕ), сигналы нормированы по амплитуде: Sx=А=1. При использовании амплитудной модуляции выходной сигнал модулятора а х=[1+cos(Ωx⋅t+Фх)]⋅cos(ω⋅t+ϕ) является суммой трех компонент:The inputs (Fig. 1) of
компоненты на верхней боковой частоте ;high side frequency components ;
компоненты на несущей частоте а o=cos(ω⋅t+ϕ):components at the carrier frequency a o = cos (ω⋅t + ϕ):
компоненты на нижней боковой частоте .low side frequency components .
Подобный спектр имеют частотно- и фазово-модулированные сигналы при индексе модуляции значительно менее единицы. Поэтому в решаемой технической задаче способ модуляции не имеет значения. Из сравнения фаз компонент на верхней боковой частоте и на несущей частоте следует, что их разность [(ω⋅t+ϕ)+(Ωx⋅t+Фх)]-(ω⋅t+ϕ) равна фазе тонального сигнала (Ωx⋅t+Фx). Из аналогичного сравнения фаз компонент на несущей частоте и на нижней боковой частоте (ω⋅t+ϕ)-[(ω⋅t+ϕ)-(Ωx⋅t+Фх)] также следует равенство (Ωx⋅t+Фх). Равенство разностей фаз сопоставленных пар компонент означает их когерентность и, как следствие, возможность использования их в качестве носителя навигационного параметра. Для придания каждой из этих разностей пар компонент первичного навигационного параметра необходимо излучение компонент осуществлять пространственно разнесенными антеннами. Тогда, в результате сравнения на борту ЛА разности фаз пар компонент, можно будет измерить значение навигационного параметра положение ЛА относительно базы пространственного разнесения антенн.A similar spectrum has frequency and phase-modulated signals with a modulation index much less than unity. Therefore, in the technical problem being solved, the modulation method does not matter. From a comparison of the phases of the components at the upper side frequency and at the carrier frequency, it follows that their difference [(ω⋅t + ϕ) + (Ω x ⋅t + Ф х )] - (ω⋅t + ϕ) is equal to the phase of the tone signal (Ω x ⋅t + Φ x ). From a similar comparison of the phases of the components at the carrier frequency and at the lower side frequency (ω⋅t + ϕ) - [(ω⋅t + ϕ) - (Ω x ⋅t + Ф х )], the equality (Ω x ⋅t + Ф) also follows x ). The equality of the phase differences of the associated pairs of components means their coherence and, as a consequence, the possibility of using them as a carrier of the navigation parameter. To give each of these differences pairs of components of the primary navigation parameter, it is necessary to emit the components by spatially separated antennas. Then, as a result of comparing the phase difference of the pairs of components on board the aircraft, it will be possible to measure the value of the navigation parameter the position of the aircraft relative to the spatial diversity base of the antennas.
Компоненты модулированного сигнала на выходе модулятора 4 присутствуют совместно. Для раздельного использования их сигналы с выхода модулятора 4 и генератора радиосигнала 3 подают на входы трех избирательных фильтров 5, 6, 7. на выходе которых получают три независимые друг от друга сигнала:The components of the modulated signal at the output of
на выходе фильтра 5 - высокочастотный (на верхней боковой частоте) сигналat the output of the filter 5 - high-frequency (at the upper side frequency) signal
а вх=cos(ωвx⋅t+ϕвх); and in = cos (ω in ⋅t + ϕ in );
на выходе фильтра 6 - опорный (на несущей частоте) сигнал а о=cos(ωо⋅t+ϕо);at the output of
на выходе фильтра 7 - низкочастотный (на нижней боковой частоте) сигналat the output of the
а нх=cos(ωнх⋅t+ϕнх); and hx = cos (ω hx ⋅t + ϕ hx );
где Where
Сигналы с выхода фильтров 5, 6, 7 подают на входы усилителей мощности 8, с выхода которых подают на три антенны Вх, О, Нх антенной системы радиомаяка 12. Антенны Вх и Нх (фиг. 3) расположены на одной линии с антенной О по разные стороны от нее на удалении , . Опорный сигнал излучают антенной О, высокочастотный и низкочастотный сигналы, соответственно - антеннами Вх и Нх.The signals from the output of
Излучаемые антеннами Вх, О, Нх сигналы а вх, а о, а нх принимают антенной радиоприемника 14 бортового пеленгатора 13, установленного на ЛА, антенна которого находится в точке V (фиг. 3). При распространении по путям BхV, OV, HхV сигналы а вх, а о, а нх приобретают индивидуальные фазовые сдвиги θвх, θо, θнх. Точка V (фиг. 3) находится в дальней зоне относительно антенной системы радиомаяка, выбрана в пространстве произвольно и отстоит от антенн Вх, О, Нх на расстояниях Dвx, Dо, Dнх. Лучи, исходящие от антенн Нх, О, Вх по направлению к точке V, как и по любому другому направлению в дальнюю зону, между собой квазипараллельны.A radiating antenna x, G, H and Rin signals x and o, and HX is a radio antenna 14
Квазипараллельность есть абстрагированный подход к рассмотрению пучка прямых линий, которые как бы с одной стороны параллельны между собой, а с другой стороны принадлежат одной прямой линии. Этот подход был применен при разработке идеи фазового пеленгатора и стал уже классическим.Quasiparallelism is an abstracted approach to considering a bundle of straight lines that are parallel, as it were, on one side, and on the other hand belong to one straight line. This approach was applied in developing the idea of a phase direction finder and has already become a classic.
Согласно этому подходу лучи BхV, OV, HхV образуют параллельный пучок прямых линий, исходящих из точек месторасположения антенн Вх, О, Нх и одновременно принадлежат прямой, которой принадлежит точка V. Если любую прямую данного пучка пересечь прямой, перпендикулярной к ней, то эта прямая также окажется перпендикулярной к остальным прямым пучка. Следовательно, отрезки квазипараллельных прямых пучка, ограниченные, с одной стороны точкой свой принадлежности точке V, а с другой стороны прямой, перпендикулярно пересекающей их, окажутся равными [по длине].According to this approach, the rays B x V, OV, H x V form a parallel bundle of straight lines emanating from the location points of the antennas B x , O, H x and at the same time belong to the line to which point V. If any line of this beam intersects a line perpendicular to it, then this straight line will also be perpendicular to the rest of the straight lines of the beam. Consequently, the segments of the quasiparallel straight lines of the beam, bounded, on the one hand, by a point of belonging to the point V, and on the other hand by a straight line perpendicular to them, will be equal [in length].
Пересечение пучка прямых линий перпендикулярной к нему прямой можно совершить на любом достаточно большом удалении от точки V. Для удобства решения задачи пересечение пучка прямых BхV, OV, HхV перпендикулярной прямой В'Н' проводят через точку местонахождения антенны О (фиг. 3).The intersection of the beam of straight lines perpendicular to it can be made at any sufficiently large distance from point V. For the convenience of solving the problem, the intersection of the beam of lines B x V, OV, H x V of the perpendicular line B'H 'is carried out through the location of the antenna O (Fig. 3).
Из приведенного пояснения смысла квазипараллельности следует, что расстояния B'V, OV, H'V (фиг. 3) равны между собой.From the above explanation of the meaning of quasi-parallelism, it follows that the distances B'V, OV, H'V (Fig. 3) are equal to each other.
Если обозначить: , тогда: If designated: then:
Линия базы BхHх антенной системы радиомаяка является отрезком прямой, пересекающей пучок прямых HхV, OV, BхV под углом αх между линией визирования точки V и линией базы ВхНх, принадлежащей оси X радиомаяка. Следовательно, углы Вх, Нх, смежные с углом О равным αх, также равны αх (углы, равные между собой, обозначены дугой на фиг. 3).The base line B x H x of the antenna system of the radio beacon is a line segment intersecting the beam of lines H x V, OV, B x V at an angle α x between the line of sight of point V and the line of the base B x H x belonging to the X axis of the beacon. Therefore, the angles B x , H x adjacent to an angle O equal to α x are also equal to α x (angles equal to each other are indicated by the arc in Fig. 3).
Сигнал а вх преодолевает расстояние (фиг. 3). При этом .Signal a bx travels a distance (Fig. 3). Wherein .
Согласно выражению (3) . Следовательно .According to the expression (3) . Hence .
. Следовательно Dвx=Dо+bвx⋅cos αх. . Therefore, D at x = D о + b at x ⋅cos α x .
Сигнал а нх преодолевает расстояние (фиг. 3). При этом .Signal a nx travels a distance (Fig. 3). Wherein .
Согласно выражению (3) . Следовательно .According to the expression (3) . Hence .
. Следовательно Dнх=Dо-bнх cos αx. . Therefore, D hx = D o -b hx cos α x .
Расстояния Dвх, Dо, Dнх сигналы а вх, a о, а нх преодолевают со скоростью распространения радиосигнала в пространстве с≈3⋅108 м/с за время Твх, То, Тнх, соответственно, запаздывание по времени приема сигналов а вх, а о, а нх в точке V составит:The distances D in , D o , D nx signals a I, a o , and nx overcome with the speed of propagation of the radio signal in space from ≈3⋅10 8 m / s for the time T I , T o , T nx , respectively, time lag receiving signals a I , and oh , and nx at point V will be:
Значит, индивидуальные фазовые сдвиги принимаемых сигналов равны:Therefore, the individual phase shifts of the received signals are equal to:
Таким образом, математическое выражение совокупности сигналов, принимаемых бортовой антенной ЛА, имеет вид:Thus, the mathematical expression of the set of signals received by the aircraft's onboard antenna has the form:
Сигналы (6) с выхода радиоприемника 14 подают на входы фильтров 15, 16, 17, которыми разделяют на: высокочастотный сигнал а вх, опорный сигнал а о, низкочастотный сигнал а нх. С выхода фильтров 15, 16, 17 эти сигналы попарно подают на входы двух преобразователей частоты сигнала 18, соответственно: а вх и а о, а о и а нх.The signals (6) from the output of the radio receiver 14 are fed to the inputs of the
Продуктом преобразования сигналов а вх и а о преобразователем частоты сигнала 18 является ансамбль компонент, производимых из данных сигналов, одна из компонент которого имеет их разностную частоту (ωвх-ωо). Для извлечения данной компоненты и подавления прочих компонент продукт преобразования с выхода преобразователя частоты сигнала 18 подают на вход фильтра разностной частоты 19, на выходе которого получают сигнал а вхо(ωвх-ωо) на разностной частоте:The product of the conversion of the signals a bx and a about the frequency converter of the
С учетом обозначений (2) и (5) сигнал авхо(ωвх-ωо) примет вид:With the notation (2) and (5) a signal WMO (ω Rin -ω o) becomes:
где фаза сигнала а вхо(ωвх-ωo) содержит изменяющуюся во времени фазу тонального сигнала (Ωx⋅t+Фх) и индивидуальный постоянный фазовый сдвиг (θвх-θo), равный разности фазовых сдвигов сигналов а вх и а o, приобретаемых ими при распространении от соответствующих антенн радиомаяка до бортовой антенны ЛА.where and phase of the signal WMO (ω Rin -ω o) comprises a time-varying tone phase (Ω x ⋅t + F x) and individual constant phase shift (θ Rin -θ o), equal to the difference of the phase shifts and signal Rin and a o acquired by them during propagation from the corresponding beacon antennas to the aircraft’s onboard antenna.
Продуктом преобразования сигналов а o и а нх преобразователем частоты сигнала 18 является ансамбль компонент, производимых из данных сигналов, одна из компонент которого имеет их разностную частоту (ωo-ωнх). Для извлечения данной компоненты и подавления прочих компонент продукт преобразования с выхода преобразователя частоты сигнала 18 подают на вход фильтра разностной частоты 19. на выходе которого получают сигнал а онх(ωо-ωнх) на разностной частоте:The product of the conversion of the signals a o and a nx the frequency converter of the
С учетом обозначений (2) и (5) сигнал а онх(ωо-ωнх) примет вид:With the notation (2) and (5) a signal onchus (ω to -ω Hx) takes the form:
где фаза сигнала а онх(ωо-ωнх) содержит изменяющуюся во времени фазу тонального сигнала (Ωх⋅t+Фх) и индивидуальный постоянный фазовый сдвиг (θo-θнх), равный разности фазовых сдвигов сигналов а o и а нх, приобретаемых ими при распространении от соответствующих антенн радиомаяка до бортовой антенны ЛА.where the phase of the signal a onx (ω о -ω нх ) contains the time-varying phase of the tone signal (Ω x ⋅t + Ф х ) and an individual constant phase shift (θ o -θ nx ) equal to the difference in the phase shifts of the signals a o and a hx , acquired by them during propagation from the corresponding beacon antennas to the aircraft onboard antenna.
Из сравнения фаз сигналов а вхо(ωвх-ωo) и а онх(ωо-ωнх), обозначенных (8) и (10) следует, что. во-первых, оба сигнала имеют общую переменную часть фазы, равную (Ωx⋅t+Фх) - чем обнаруживают свою когерентность, и, во-вторых, каждый из этих сигналов имеет особенную постоянную часть фазы, равную разности фазовых сдвигов сигналов, от которых он произошел.From a comparison of the phases of the signals a input (ω in- ω o ) and a onx (ω about- ω nx ), indicated by (8) and (10), it follows that. firstly, both signals have a common variable part of the phase equal to (Ω x ⋅t + Ф х ) - which reveal their coherence, and secondly, each of these signals has a special constant part of the phase equal to the difference in phase shifts of the signals, from which he descended.
Сигналы а вхо(ωвх-ωо) и а онх(ωо-ωнх), приведенные в (8) и (10), с выхода фильтров 19 подают для сравнения по фазе на вход измерителя разности фаз 20. Измеряемая разность фаз ΔΨх этих сигналов равна:Signals and WMOs (ω -ω about Rin) and a onchus (ω to -ω Hx) shown in (8) and (10), from the output of
разность фаз ΔΨх сигналов а вхо(ωвх-ωо) и а онх(ωо-ωнх) равна разности разностей фазовых сдвигов пар сигналов а вх и а о, а о и а нх, полученных ими при распространении от соответствующих антенн радиомаяка до бортовой антенны ЛА.difference ΔΨ and phases of the signals x WMOs (ω -ω about Rin) and a onchus (ω to -ω Hx) equal to the difference of differences of pairs of phase shifts and signal Rin and a o, a o and Hx and received by them in the propagation from the respective antennas a beacon to the aircraft's onboard antenna.
Если в выражение (11) подставляют определения для θвх, θо, θнх, приведенные в (4) и (5), то в результате получают:If in the expression (11) substitute the definitions for θ in , θ about , θ nx given in (4) and (5), then the result is:
Если обозначения, данные в выражении (2): ωо=ω, ωвх=ω+Ωx, ωнх=ω-Ωх, подставляют в выражение (12), то выражение (12) приводят к виду:If the notation given in expression (2): ω о = ω, ω in = ω + Ω x , ω nx = ω-Ω x , is substituted into expression (12), then expression (12) leads to the form:
Из сопоставления выражения (13) с выражением (1): ΔΨ=2π⋅с-1⋅ƒо⋅b⋅cos α следует их тождественность. Для всяких значений ƒвx, ƒнх и bвх, bнх выражения (13) всегда найдутся эквивалентные значения ƒэкв, bэкв, которые соответствуют равенству ƒвх⋅bвх-fнх⋅bнх=ƒэкв⋅bэкв по отношению к выражению (14) и соответствуют равенству ƒэкв⋅bэкв=ƒo⋅b по отношению к выражению (1). Следовательно, имеет право быть равенство ƒвх⋅bвx-ƒнх⋅bнх=ƒо⋅b, которое обнаруживает, что по функциональному назначению система, в которой осуществлен заявленный способ, тождественна классическому пеленгатору. Однако по месту получения навигационной информации - на борту ЛА о его местоположении относительно ВПП - система является радиомаячной. Стало быть, заявленная система есть радиомаячная фазопеленгационная.From the comparison of expression (13) with expression (1): ΔΨ = 2π⋅с -1 ⋅ƒ о ⋅b⋅cos α their identity follows. For all values of Bx ƒ, ƒ Hx Rin and b, b Hx expression (13) will always be equivalent values ƒ eq eq b, which correspond to the equation ƒ Rin ⋅b Rin -f Hx ⋅b Hx = ƒ eq eq relative ⋅b to expression (14) and correspond to the equality ƒ eq ⋅b eq = ƒ o ⋅b with respect to expression (1). Therefore, it has the right to be equal ƒ Rin ⋅b Bx -ƒ ⋅b Hx Hx = ƒ about ⋅b, which reveals that by their functional system in which the inventive method is carried out, identical with the classical direction finder. However, at the place of receiving navigation information - on board the aircraft about its location relative to the runway - the system is a radio beacon. Therefore, the claimed system is a radio beacon phase direction finding.
Из выражения (13) следует: From the expression (13) it follows:
направляющий косинус (cos αх) угла αх между линией визирования точки V местонахождение ЛА и линией базы антенн BхHх прямо пропорционален измеряемой разности фаз ΔΨх сигналов а вх, а о, а нх, принимаемых на борту ЛА, и обратно пропорционален конструктивному параметру (ωвх⋅bвх-ωнх⋅bнх) антенной базы BxHx.the directing cosine (cos α x ) of the angle α x between the line of sight of point V, the location of the aircraft and the base line of the antennas B x H x is directly proportional to the measured phase difference ΔΨ x of the signals a in and a , and oh , received on board the aircraft, and inversely proportional the design parameter (ω in ⋅ ⋅ b in -ω х х ⋅ b nx ) of the antenna base B x H x .
Подобным образом измеряют на борту ЛА направляющий косинус (cos α2), сформированный из фазовых сдвигов сигналов, излучаемых антеннами оси Z радиомаяка.The directing cosine (cos α 2 ), formed from the phase shifts of the signals emitted by the antennas of the Z axis of the beacon, is measured on board the aircraft in a similar manner.
По результатам определения на борту ЛА четырех направляющих косинусов положения ЛА относительно осей X и Z двух радиомаяков, установленных в районе приземления ЛА на ВПП по разные стороны от ее оси, симметрично относительно ее оси, и отстоящих друг от друга на базовом расстоянии Б системы, и знании величины базового расстояния Б между радиомаяками, вычисляют прямоугольные координаты положения ЛА относительно точки приземления ЛА на ВПП по формулам, полученным по ниже приведенному методу.According to the results of determining on the aircraft four directional cosines of the aircraft the position of the aircraft relative to the X and Z axes of two beacons installed in the landing area of the aircraft on the runway on opposite sides of its axis, symmetrical about its axis, and spaced apart from each other at the base distance B of the system, and knowing the value of the base distance B between the beacons, calculate the rectangular coordinates of the position of the aircraft relative to the point of touchdown of the aircraft on the runway according to the formulas obtained by the method below.
На фиг. 4 и фиг. 3 изображены: местная прямоугольная система координат ВПП 0XYZ с центром в точке приземления ЛА на ВПП, радионавигационные точки (РНТ) А1 и А2 расположения центров антенных систем радиомаяков; точка С (Хс, Zc, Yc) - точка местонахождения антенны радиоприемника бортового пеленгатора ЛА; база системы посадки Б и четыре угла αх1, αz1, αx1, αz2, являющиеся аргументами направляющих косинусов.In FIG. 4 and FIG. 3 shows: a local rectangular coordinate system of runway 0XYZ centered at the landing point of the aircraft on the runway, radio navigation points (RNT) A 1 and A 2 of the location of the centers of the antenna systems of radio beacons; point C (X c , Z c , Y c ) - the location point of the antenna of the radio receiver of the aircraft’s direction finder; the base of the landing system B and the four angles α x1 , α z1 , α x1 , α z2 , which are the arguments of the guiding cosines.
Основу геометрии взаимосвязи навигационных параметров системы посадки (значения размера базы Б системы посадки и значения четырех направляющих косинуса), имеющихся на борту ЛА, с положением ЛА в прямоугольной системе координат 0XYZ (фиг. 4, фиг. 5) составляет один вид геометрических фигур - прямоугольный треугольник. В построении использовано одно геометрическое свойство - прямая и точка вне ее всегда принадлежат одной и только одной плоскости.The basis of the geometry of the relationship between the navigation parameters of the landing system (the size of the base B of the landing system and the values of the four cosine guides) available on board the aircraft with the position of the aircraft in the rectangular coordinate system 0XYZ (Fig. 4, Fig. 5) is one kind of geometric figures - rectangular triangle. In the construction, one geometric property was used - a line and a point outside it always belongs to one and only one plane.
На фиг. 4 оси X радиомаяков, центры антенных систем которых расположены в РНТ А1 и А2, параллельны местной оси X ВПП. Ось X радиомаяка, центр антенной системы которого расположен в РНТ А1, и точка С положения ЛА принадлежат плоскости, ограниченной прямоугольником A1A'cCC1, диагональю которого является линия визирования D1. Аналогично, ось X радиомаяка, центр антенной системы которого расположен в РНТ А2, и точка С положения ЛА принадлежат плоскости, ограниченной прямоугольником А2А'cСС2, диагональю которого является линия визирования D2.In FIG. 4 X-axis of beacons, the centers of the antenna systems of which are located in РНТ А 1 and А 2 , are parallel to the local axis X of the runway. The X axis of the beacon, the center of the antenna system of which is located in the RNT A 1 , and the point C of the aircraft position belong to the plane bounded by the rectangle A 1 A ' c CC 1 , the diagonal of which is the line of sight D 1 . Similarly, the X axis of the beacon, the center of the antenna system of which is located in the RNT A 2 , and the point C of the aircraft position belong to the plane bounded by the rectangle A 2 A ' with CC 2 , whose diagonal is the line of sight D 2 .
Длина линий визирования ЛА от РНТ А1 и РНТ А2 есть дальности D1 и D2.The length of the line of sight of the aircraft from RNT A 1 and RNT A 2 is the range of D 1 and D 2 .
На фиг. 5 оси Z радиомаяков, центры антенных систем которых расположены в РНТ А1 и А2, принадлежат местной оси Z ВПП. Местная ось Z и точка С положения ЛА принадлежат плоскости, ограниченной прямоугольником А1А2С'2С'1, диагоналями частей которого являются дальности D1 и D2.In FIG. The 5 Z-axis of the beacons, the centers of the antenna systems of which are located in the РНТ А 1 and А 2 , belong to the local axis Z of the runway. The local Z axis and point C of the aircraft position belong to the plane bounded by the rectangle A 1 A 2 C ' 2 C' 1 , the diagonals of which are the distances D 1 and D 2 .
Формируемые двумя радиомаяками и измеряемые на борту ЛА направляющие косинусы соответственно обозначены: cos αx1, cos αz1, cos αх2, cos αz2. При этом:The direction cosines formed by two beacons and measured on board the aircraft are respectively marked: cos α x1 , cos α z1 , cos α x2 , cos α z2 . Wherein:
В квадрате A1A2C2C1 (фиг. 4 и фиг. 5) имеют соотношения:In the square A 1 A 2 C 2 C 1 (Fig. 4 and Fig. 5) have the ratio:
А1С1=А2С2=АcСc=Хc.A 1 C 1 = A 2 C 2 = A c C c = X c .
Из рассмотрения фиг. 4 видно, что:From consideration of FIG. 4 shows that:
в треугольнике A1CC1: in triangle A 1 CC 1 :
в треугольнике А2СС2: in triangle A 2 SS 2 :
Это значит: D1⋅cos αx1=D2⋅cos αх2, откуда: This means: D 1 ⋅cos α x1 = D 2 ⋅cos α x2 , whence:
Из рассмотрения фиг. 5 видно, что:From consideration of FIG. 5 shows that:
в треугольнике А1САc: А1Аc=D1⋅cos αz1;in the triangle A 1 CA c : A 1 A c = D 1 ⋅cos α z1 ;
в треугольнике А2САc: А2Аc=D2⋅cos αz2.in the triangle A 2 CA c : A 2 A c = D 2 ⋅cos α z2 .
Заменив в данных выражениях А1Аc и А2Аc из (16) получают:Replacing in these expressions A 1 A c and A 2 A c from (16) get:
0,5Б-Zc=D1⋅cos αz1, 0,5Б+Zc=D2⋅cos αz2.0.5B-Z c = D 1 ⋅cos α z1 , 0.5B + Z c = D 2 ⋅cos α z2 .
Если складывают полученные выражения, то получают:If the resulting expressions are added up, then they get:
0,5Б+Zc+0,5Б-Zc=D2⋅cos αz2+D1⋅cos αzl;0.5B + Z c + 0.5B-Z c = D 2 ⋅cos α z2 + D 1 ⋅cos α zl ;
Если вычитают полученные выражения, то получают:If the obtained expressions are subtracted, then they get:
0,5Б+Zc-(0,5Б-Zc)=D2⋅cos αz2-D1⋅cos αz1;0.5B + Z c - (0.5B-Z c ) = D 2 ⋅cos α z2 -D 1 ⋅cos α z1 ;
2Zc=D2⋅cos αz2-D1⋅cos αz1;2Z c = D 2 ⋅cos α z2 -D 1 ⋅cos α z1 ;
откуда: where from:
Подставив (17в) в (18a) получают:Substituting (17c) into (18a) gives:
Из полученного выражают D1 через Б имеют:From the resulting express D 1 through B have:
Выразив D1=D2⋅cos αx2/cos αx1, как это сделано в (17в), и подставив этот результат в (18а), получают: Expressing D 1 = D 2 ⋅ cos α x2 / cos α x1 , as was done in (17c), and substituting this result in (18a), we obtain:
В выражение (17a) Xc=D1⋅cos αx1 подставив (18в), получают:In the expression (17a) X c = D 1 ⋅cos α x1 substituting (18c), get:
Имеем формулу (20) для преобразования на борту ЛА значения величины базы системы посадки Б и значений измеряемых направляющих косинусов cos αх1, cos α1, cos αх2, cos αz2 в значение прямоугольной координаты Хс положения ЛА в местной системе координат ВПП.We have formula (20) for converting the values of the base of the landing system B and the values of the measured guide cosines cos α x1 , cos α 1 , cos α x2 , cos α z2 into the value of the rectangular coordinate X from the position of the aircraft in the local coordinate system of the runway.
Подставив (17в) в (18б), получают:Substituting (17c) into (18b), one obtains:
Zc=0,5⋅(D1⋅cos αx1⋅cos αz2/cos αx2-D1 cos αz1)=Z c = 0.5⋅ (D 1 ⋅cos α x1 ⋅cos α z2 / cos α x2 -D 1 cos α z1 ) =
=0,5D1⋅(cos αx1⋅cos αz2-cos αx2 cos αz1)/cos αx2;= 0.5D 1 ⋅ (cos α x1 ⋅cos α z2 -cos α x2 cos α z1 ) / cos α x2 ;
Подставив в полученное выражение D1 из (19а), получают:Substituting in the resulting expression D 1 from (19a), get:
Zc=0,5D1⋅(cos αx1⋅cos αz2-cos αx2⋅cos αz1)/cos αx2=Z c = 0.5D 1 ⋅ (cos α x1 ⋅cos α z2 -cos α x2 ⋅cos α z1 ) / cos α x2 =
=0,5Б⋅(cos αx1⋅cos αz2-cos αx2⋅cos αz1)⋅cos αx2/(cos αx1⋅cos αz2+cos αz2+cos αx2⋅cos αz1)⋅cos αx2;= 0.5B⋅ (cos α x1 ⋅cos α z2 -cos α x2 ⋅cos α z1 ) ⋅cos α x2 / (cos α x1 ⋅cos α z2 + cos α z2 + cos α x2 ⋅cos α z1 ) ⋅cos α x2 ;
откуда: where from:
Имеем формулу (21) для преобразования на борту ЛА значения величины базы системы посадки Б и значений измеряемых направляющих косинусов cos αx1, cos αz1, cos αx2, cos αz2 в значение прямоугольной координаты Zc положения ЛА в местной системе координат ВПП.We have formula (21) for converting the values of the base of the landing system B and the values of the measured guide cosines cos α x1 , cos α z1 , cos α x2 , cos α z2 into the value of the rectangular coordinate Z c of the position of the aircraft in the local coordinate system of the runway.
В квадрате СА'cАcС'c (фиг. 5) имеют соотношения:In the square CA ' c A c C' c (Fig. 5) have the ratio:
Из рассмотрения фиг. 5 видно, что: A1C=D1, А2С=D2;From consideration of FIG. 5 shows that: A 1 C = D 1 , A 2 C = D 2 ;
в треугольнике А1СА'1: in triangle A 1 CA ' 1 :
в треугольнике А2СА'2: in triangle A 2 CA ' 2 :
С учетом (22б) и (22в) выражения (22а) примут вид:In view of (22b) and (22c), expressions (22a) will take the form:
Yc1=D1⋅cos αy1, Yc2=D2⋅cos αy2.Y c1 = D 1 ⋅cos α y1 , Y c2 = D 2 ⋅cos α y2 .
С учетом определений для cos αy1 и cos αу2, приведенных в (15), получают:Taking into account the definitions for cos α y1 and cos α y2 given in (15), we obtain:
Подставив в данные выражения из (19а) и (19б) значения для D1, D2, получают:Substituting the values for D 1 , D 2 into these expressions from (19a) and (19b), we obtain:
Имеем формулы (23) для преобразования на борту ЛА значения величины базы системы посадки Б и значений измеряемых направляющих косинусов cos αx1, cos αz1, cos αх2, cos αz2 в значение прямоугольной координаты Yc положения ЛА в местной системе координат ВПП. Наличие двух равнозначных формул в выражении (23) означает, что система посадки обладает избыточностью получаемой информации, которая может быть использована для повышения точности посредством усреднения: Yc=(Yc1+Yc2)/2.We have formulas (23) for converting the values of the base of the landing system B and the values of the measured guide cosines cos α x1 , cos α z1 , cos α x2 , cos α z2 into the value of the rectangular coordinate Y from the position of the aircraft in the local coordinate system of the runway. The presence of two equivalent formulas in expression (23) means that the landing system has redundancy in the information received, which can be used to increase accuracy by averaging: Y c = (Y c1 + Y c2 ) / 2.
Формулы (20), (21), (23) используют в вычислителе ЛА для преобразования измеряемых навигационных параметров в прямоугольные координаты положения ЛА, которые, затем, преобразовывают в навигационные элементы посадки: боковое отклонение ЛА от оси ВПП, дальность до точки приземления ЛА на ВПП, высоту и скорость полета ЛА, его текущую глиссаду, скорость снижения ЛА, которые отображают в удобной экипажу форме на дисплее ЛА или используют для автоматической посадки ЛА.Formulas (20), (21), (23) are used in the aircraft calculator to convert the measured navigation parameters to the rectangular coordinates of the aircraft position, which are then converted into landing navigation elements: the lateral deviation of the aircraft from the runway axis, the distance to the aircraft landing point at The runway, aircraft altitude and flight speed, its current glide path, aircraft descent rate, which are displayed in a convenient crew form on the aircraft display or used for automatic aircraft landing.
Если в выражении (14) задают ограничения на изменение αx или αz If the constraints on the change in α x or α z are specified in expression (14)
на интервале [0°, 180°] и ограничения на изменение ΔΨ на интервале [π/2, -π/2], то для значений α равных 0°, 90°, 180° и соответствующих значений ΔΨ равных π/2б 0, -π/2 получают три уравнения: on the interval [0 °, 180 °] and restrictions on the change ΔΨ on the interval [π / 2, -π / 2], then for α values equal to 0 °, 90 °, 180 ° and the corresponding ΔΨ values equal to π / 2b 0, -π / 2 get three equations:
а) α=0°, ΔΨ=π/2, тогда:a) α = 0 °, ΔΨ = π / 2, then:
cos 0°=π/2⋅c/2π⋅(ƒв⋅bв-ƒн⋅bн)cos 0 ° = π / 2⋅c / 2π⋅ (ƒ in ⋅b in -ƒ n ⋅b n )
4⋅(ƒв⋅bв-ƒн⋅bн)=c; 4⋅ (ƒ in ⋅b in -ƒ n ⋅b n ) = c;
1=4c-1⋅(ƒв⋅bв-ƒн⋅bн), откуда: 1 = 4c -1 ⋅ (ƒ in ⋅b in -ƒ n ⋅b n ), whence:
б) α=90°, ΔΨ=0, тогда:b) α = 90 °, ΔΨ = 0, then:
cos 90°=0⋅c/2π⋅(ƒв⋅bв-ƒн⋅bн)cos 90 ° = 0⋅c / 2π⋅ (ƒ in ⋅b in -ƒ n ⋅b n )
0=0⋅c/2π⋅(ƒв⋅bв-ƒн⋅bн); откуда: 0 = 0⋅c / 2π⋅ (ƒ in ⋅b in -ƒ n ⋅b n ); where from:
Выражение (25) при ΔΨ=0 содержит неопределенность 0=0, поэтому его достоверность для соотношения ƒв⋅bв-ƒн⋅bн, определенная выражением (24), возможна лишь в дальней зоне.Expression (25) with ΔΨ = 0 contains an uncertainty of 0 = 0, therefore, its reliability for the relation ƒ in ⋅b to -ƒ n ⋅b n , defined by expression (24), is possible only in the far zone.
в) α=180°, ΔΨ=-π/2, тогда:c) α = 180 °, ΔΨ = -π / 2, then:
cos 180°=-π/2⋅c/2π⋅(ƒв⋅bв-ƒн⋅bн)cos 180 ° = -π / 2⋅c / 2π⋅ (ƒ in ⋅b in -ƒ n ⋅b n )
-4⋅(ƒв⋅bв-ƒн⋅bн)=-c; -4⋅ (ƒ in ⋅b in -ƒ n ⋅b n ) = - c;
данное выражение есть выражение (24). this expression is expression (24).
Из выражения (24) следует: From the expression (24) it follows:
Выражением (26) обозначено соотношение частот излучаемых радиомаяком сигналов и размеров измерительных баз его антенной системы (фиг. 2) - с учетом ограничений для α и ΔΨ, заданных выше.Expression (26) denotes the ratio of the frequencies of the signals emitted by the beacon and the dimensions of the measuring bases of its antenna system (Fig. 2), taking into account the restrictions for α and ΔΨ specified above.
Пример.Example.
1. Задают частоты сигналов радиомаяка:1. Set the frequency of the beacon signals:
радиосигнал ƒ=3000 МГц = 30⋅108 Гц;radio signal ƒ = 3000 MHz = 30⋅10 8 Hz;
тональный сигнал Fx=1 МГц = 0,01⋅108 Гц;tone signal F x = 1 MHz = 0.01⋅10 8 Hz;
тональный сигнал Fz=15 МГц = 0,15⋅108 Гц.tone signal F z = 15 MHz = 0.15⋅10 8 Hz.
2. Задают измерительные базы антенной системы радиомаяка: bнх=bнz=0,25 м (фиг. 2).2. Set the measuring base of the antenna system of the beacon: b nx = b nz = 0.25 m (Fig. 2).
3. Определяют частоты сигналов радиомаяка, излучаемые антеннами Вх, Нх, Вz, Нz:3. Determine the frequency of the beacon signals emitted by the antennas B x , N x , B z , H z :
антенной Вх излучают сигнал на частоте ƒвх=ƒ+Fx=30⋅108+0,01⋅108=30,01⋅108 (Гц);antenna B x emit a signal at a frequency ƒ I = ƒ + F x = 30⋅10 8 + 0.01⋅10 8 = 30.01⋅10 8 (Hz);
антенной Нх излучают сигнал на частоте ƒнх=ƒ-Fx=30⋅108-0,01⋅108=29,99⋅108 (Гц);antenna H x emit a signal at a frequency of ƒ nx = ƒ-F x = 30⋅10 8 -0.01⋅10 8 = 29.99⋅10 8 (Hz);
антенной Вz излучают сигнал на частоте ƒвz=ƒ+Fz=30⋅108+0,15⋅108=30,15⋅108 (Гц):antenna В z emit a signal at a frequency ƒ Вz = ƒ + F z = 30⋅10 8 + 0.15⋅10 8 = 30.15⋅10 8 (Hz):
антенной Нz излучают сигнал на частоте ƒнz=ƒ-Fz=30⋅108-0,15⋅108=29,85⋅10s (Гц).antenna H z emit a signal at a frequency ƒ Нz = ƒ -F z = 30⋅10 8 -0.15⋅10 8 = 29.85⋅10 s (Hz).
4. По формуле (26) вычисляют значения bвх и bвz измерительных баз антенной системы:4. By the formula (26) calculate the values of b I and b Bz measuring bases of the antenna system:
Для условий применения радиомаяка α∈[0°, 180°] и ΔΨ∈[π/2, -π/2], частоте радиосигнала ƒ=3000 МГц и тональных сигналов Fx=1,0 МГц и Fz=15,0 МГц необходимо иметь размеры измерительных баз антенной системы радиомаяка, равные:For the conditions of use of the beacon α∈ [0 °, 180 °] and ΔΨ∈ [π / 2, -π / 2], the frequency of the radio signal ƒ = 3000 MHz and tonal signals F x = 1.0 MHz and F z = 15.0 MHz it is necessary to have the dimensions of the measuring bases of the antenna system of the beacon, equal to:
bнх=bнz=0,25 м, bвх≈0,2748 м, bвz≈0,2724 м.b nx = b nz = 0.25 m, b in ≈ 0.2748 m, b in ≈ 0.2724 m.
Описание и математическое обоснование предлагаемого способа, осуществляемого (фиг. 1, фиг. 2), выполнено при допущениях:Description and mathematical justification of the proposed method, carried out (Fig. 1, Fig. 2), performed under the assumptions:
1) фазовые задержки сигналов в избирательных фильтрах 5, 6, 7 равны между собой;1) the phase delays of the signals in the
2) фазовые задержки сигналов в избирательных фильтрах 15, 16, 17 равны между собой;2) phase delays of the signals in the
3) фазовые задержки сигналов в фильтрах разностной частоты 19 равны между собой;3) the phase delays of the signals in the filters of the
4) амплитуды сигналов на выходе генераторов 2, 3, модулятора 4, усилителей мощности 8, на входах и выходах преобразователей частоты 18 и на входах измерителей разности фаз 20 достаточны для дальнейшего использования и условно равны единице.4) the amplitudes of the signals at the output of the
При полученных исходных параметрах антенной системы и обозначенных допущениях можно достигнуть возможности определения на борту ЛА его пространственного положения относительно ВПП и отображения экипажу в реальном масштабе времени этого положения.Given the initial parameters of the antenna system and the indicated assumptions, it is possible to determine the spatial position of the aircraft relative to the runway on board the aircraft and to display this position to the crew in real time.
Заявленная система посадки малогабаритна, имеет малый вес, экономична, мобильна в разворачивании и сворачивании, не требует постоянного технического обслуживания, подвержена управлению включением в работу и выключению извне по радиоканалу. Она может быть востребована при освоении труднодоступных районов Крайнего Севера и Дальнего Востока, для осуществления посадки ЛА на подготовленные площадки, участки автотрасс, авианосцы, для автоматической посадки беспилотных ЛА различного назначения многоразового использования. Она также может оказаться эффективной к применению в морском флоте - для преодоления проливов и в прибрежных акваториях с изломанной береговой линией.The claimed landing system is small-sized, lightweight, economical, mobile to deploy and collapse, does not require constant maintenance, is subject to control of switching on and off from the outside via a radio channel. It can be demanded during the development of inaccessible areas of the Far North and the Far East, for landing aircraft on prepared sites, sections of highways, aircraft carriers, for automatic landing of unmanned reusable aircraft for various purposes. It can also be effective for use in the navy - to overcome straits and in coastal waters with a broken coastline.
Claims (9)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016122215A RU2620359C9 (en) | 2016-06-06 | 2016-06-06 | Method for determining aircraft position with respect to runway at landing and system for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016122215A RU2620359C9 (en) | 2016-06-06 | 2016-06-06 | Method for determining aircraft position with respect to runway at landing and system for its implementation |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2620359C1 RU2620359C1 (en) | 2017-05-25 |
RU2620359C9 true RU2620359C9 (en) | 2017-07-25 |
Family
ID=58882633
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016122215A RU2620359C9 (en) | 2016-06-06 | 2016-06-06 | Method for determining aircraft position with respect to runway at landing and system for its implementation |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2620359C9 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2762999C1 (en) * | 2020-07-09 | 2021-12-24 | АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики", (АО "ЦНИИАГ") | Method for increasing the accuracy of determining the coordinates of an object by a radio engineering range measuring system |
RU2775645C1 (en) * | 2021-09-28 | 2022-07-05 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт современных телекоммуникационных технологий" | Method for hidden radio engineering navigation |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2695316C2 (en) * | 2017-08-01 | 2019-07-23 | Николай Иванович Войтович | Method for adjusting information parameter of course-glide path beacons and its implementation device (embodiments) |
CN111047222B (en) * | 2019-12-30 | 2023-04-28 | 四川函钛科技有限公司 | Grounding time point judging method based on timing sequence QAR parameter |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5208601A (en) * | 1990-07-24 | 1993-05-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | All-weather precision landing system for aircraft in remote areas |
US6119055A (en) * | 1998-01-23 | 2000-09-12 | Mcdonnell Douglas Corporation | Real time imaging system and method for use in aiding a landing operation of an aircraft in obscured weather conditions |
RU2214943C1 (en) * | 2002-09-16 | 2003-10-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" | Method of landing flying vehicle |
EP1563473A2 (en) * | 2002-11-08 | 2005-08-17 | Honeywell International Inc. | System and method for using airport information |
RU2303796C1 (en) * | 2006-01-26 | 2007-07-27 | Владимир Тарасович Артемов | Method for independent forming of landing information for flight vehicle and on-board radar for its realization (modifications) |
RU2585197C1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-05-27 | Акционерное общество "Московский ордена Трудового Красного Знамени научно-исследовательский радиотехнический институт" (АО "МНИРТИ") | Method for aircraft automatic landing in difficult weather conditions, including unmanned |
-
2016
- 2016-06-06 RU RU2016122215A patent/RU2620359C9/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5208601A (en) * | 1990-07-24 | 1993-05-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | All-weather precision landing system for aircraft in remote areas |
US6119055A (en) * | 1998-01-23 | 2000-09-12 | Mcdonnell Douglas Corporation | Real time imaging system and method for use in aiding a landing operation of an aircraft in obscured weather conditions |
RU2214943C1 (en) * | 2002-09-16 | 2003-10-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" | Method of landing flying vehicle |
EP1563473A2 (en) * | 2002-11-08 | 2005-08-17 | Honeywell International Inc. | System and method for using airport information |
RU2303796C1 (en) * | 2006-01-26 | 2007-07-27 | Владимир Тарасович Артемов | Method for independent forming of landing information for flight vehicle and on-board radar for its realization (modifications) |
RU2585197C1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-05-27 | Акционерное общество "Московский ордена Трудового Красного Знамени научно-исследовательский радиотехнический институт" (АО "МНИРТИ") | Method for aircraft automatic landing in difficult weather conditions, including unmanned |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
БЫЧКОВ С.И. и др. Космические радиотехнические комплексы. Москва, Советское радио, 1967, с.125-127. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2762999C1 (en) * | 2020-07-09 | 2021-12-24 | АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики", (АО "ЦНИИАГ") | Method for increasing the accuracy of determining the coordinates of an object by a radio engineering range measuring system |
RU2775645C1 (en) * | 2021-09-28 | 2022-07-05 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт современных телекоммуникационных технологий" | Method for hidden radio engineering navigation |
RU2776077C1 (en) * | 2021-11-17 | 2022-07-13 | Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФАУ "ГосНИИАС") | Method for determining the location and flight velocity of an aircraft |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2620359C1 (en) | 2017-05-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US2248215A (en) | Radio direction and distance indicating system | |
US3495260A (en) | Position location system and method | |
US2406953A (en) | System for determining the position of an object in space | |
US3430234A (en) | Navigation systems using earth satellites | |
US3534367A (en) | Traffic control system and method | |
RU2620359C9 (en) | Method for determining aircraft position with respect to runway at landing and system for its implementation | |
GB875369A (en) | Improvements in or relating to apparatus for a doppler radar system | |
CN106483495B (en) | A kind of positioning of indoor sport label and speed-measuring method | |
US3254341A (en) | Systems for calculating the coordinates of a point at the surface of the earth | |
US4019184A (en) | Direction-finding method and system | |
US3967277A (en) | Radio navigation system | |
CA1114481A (en) | System for providing angular deviation data for locating a transmitter | |
JPS6367146B2 (en) | ||
GB578479A (en) | Improvements in or relating to radio navigational systems | |
US2107155A (en) | Radio directional indicator | |
US2535048A (en) | Communication and radio guidance system | |
JP2950296B2 (en) | Aircraft predetermined space passage detection device | |
US3685053A (en) | Area navigation display, particularly for aircraft | |
US3680120A (en) | Aircraft landing radio guidance receiver which warns of signal reflections | |
RU2411532C1 (en) | Device for determining distance between aircraft | |
RU2662803C1 (en) | Aircraft ground speed and the crab angle measuring method | |
RU2659821C1 (en) | Aircraft ground speed and the crab angle measuring device | |
US2650359A (en) | Radio navigation system | |
US2640191A (en) | Combined radio direction and distance finding system | |
US3082419A (en) | Continuous wave hyperbolic system for landing aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) |
Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4AD - IN JOURNAL: 15-2017 |
|
TH4A | Reissue of patent specification | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190607 |